JPH0687499A - 物体を熱的に保護する装置および熱的シールド - Google Patents
物体を熱的に保護する装置および熱的シールドInfo
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- JPH0687499A JPH0687499A JP5119063A JP11906393A JPH0687499A JP H0687499 A JPH0687499 A JP H0687499A JP 5119063 A JP5119063 A JP 5119063A JP 11906393 A JP11906393 A JP 11906393A JP H0687499 A JPH0687499 A JP H0687499A
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-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 断熱材料によって被覆されたフレーム構造体
からなる型式の特に宇宙船のような物体を熱的に保護す
るための装置を提供することを目的とする。 【構成】 本発明の装置は、上記断熱材料は短いカーボ
ン繊維結合体またはシリカ繊維結合体から作られ、該繊
維は同じ成分または適当な樹脂からなるバインダによっ
て結合され、上記結合体は少なくとも単体要素の形態で
用いられ上記フレーム構造体にしたがう形状と寸法を有
しフレーム構造体に接着されることを特徴とする。
からなる型式の特に宇宙船のような物体を熱的に保護す
るための装置を提供することを目的とする。 【構成】 本発明の装置は、上記断熱材料は短いカーボ
ン繊維結合体またはシリカ繊維結合体から作られ、該繊
維は同じ成分または適当な樹脂からなるバインダによっ
て結合され、上記結合体は少なくとも単体要素の形態で
用いられ上記フレーム構造体にしたがう形状と寸法を有
しフレーム構造体に接着されることを特徴とする。
Description
【０００１】本発明は、たとえば惑星雰囲気中に突入す
る宇宙船や宇宙ミサイルのような、比較的短い期間内に
非常に高い熱流れに対面する可能性の高い物体の熱的保
護（断熱）に関する。再突入ロケットカプセルまたは宇
宙探査用ロケットのような宇宙船や宇宙ミサイルが再突
入したり他の惑星雰囲気に突入する際、物体の周りに起
こる非常に高速なガス流れに関連した対流現象および／
または放射現象によって発生する熱的な流れを外表面に
受ける。
る宇宙船や宇宙ミサイルのような、比較的短い期間内に
非常に高い熱流れに対面する可能性の高い物体の熱的保
護（断熱）に関する。再突入ロケットカプセルまたは宇
宙探査用ロケットのような宇宙船や宇宙ミサイルが再突
入したり他の惑星雰囲気に突入する際、物体の周りに起
こる非常に高速なガス流れに関連した対流現象および／
または放射現象によって発生する熱的な流れを外表面に
受ける。
【０００２】上述のような条件に立ち向かうために、熱
的保護手段がすでに作られており、たとえば保護すべき
物体に接着または機械的に付着されるいわゆる「熱−構
造（thermo-structural)」材料から、あるいは熱的絶縁
材料（断熱材）および／または融蝕的絶縁材料によって
被覆された特殊なフレーム構造体からなっている。「熱
−構造」材料については、フランス国特許第２，４９
３，３０４号に開示されているようなカーボン−カーボ
ン複合材料、またはベリリウムのような耐熱メタルベー
ス材料が引用される。
的保護手段がすでに作られており、たとえば保護すべき
物体に接着または機械的に付着されるいわゆる「熱−構
造（thermo-structural)」材料から、あるいは熱的絶縁
材料（断熱材）および／または融蝕的絶縁材料によって
被覆された特殊なフレーム構造体からなっている。「熱
−構造」材料については、フランス国特許第２，４９
３，３０４号に開示されているようなカーボン−カーボ
ン複合材料、またはベリリウムのような耐熱メタルベー
ス材料が引用される。
【０００３】被覆する構造体が過熱しないようにする熱
的絶縁材料および／または融蝕的絶縁材料によって被覆
されたフレーム構造体については、金属構造体または複
合材料構造体を引用することができる。これらのフレー
ム構造体は、シリコーンで作られ、本出願人によって出
願されたフランス国特許第２，６５２，０３６号に開示
された材料のように無機繊維によって補強され、あるい
は超微粉を加えて軽量化された材料によって被覆されて
いる。これらの金属フレームまたは複合材料構造体を、
カーボン繊維またはシリカ繊維で補強され非常に高い温
度強度を有する「カーボン／樹脂」および／または「シ
リカ／樹脂」と呼ばれる材料によって被覆することもで
きる。
的絶縁材料および／または融蝕的絶縁材料によって被覆
されたフレーム構造体については、金属構造体または複
合材料構造体を引用することができる。これらのフレー
ム構造体は、シリコーンで作られ、本出願人によって出
願されたフランス国特許第２，６５２，０３６号に開示
された材料のように無機繊維によって補強され、あるい
は超微粉を加えて軽量化された材料によって被覆されて
いる。これらの金属フレームまたは複合材料構造体を、
カーボン繊維またはシリカ繊維で補強され非常に高い温
度強度を有する「カーボン／樹脂」および／または「シ
リカ／樹脂」と呼ばれる材料によって被覆することもで
きる。
【０００４】上述した様々な解決手段には、幾つかの不
都合がある。いわゆる「熱−構造」材料を使用する場
合、次のような不都合がある。 １ たとえば再突入ロケットカプセルのための熱的シー
ルドを作るのにこれらの材料を使用すると、所望の寸法
を有する単一部品を作るのが不可能ではないにしても非
常に困難である。しかしながら、この困難性は、たとえ
ば接着のような基本部品間の固着システムを設計するこ
とによって克服される。 ２ 長い設計サイクルのせいで非常に高価である。 ３ 設計サイクルの長さ、製造時または使用時に欠陥や
劣化が発見された場合の修理の困難性さらにはその不可
能性に起因する工業的な危険性を含んでいる。この特徴
は、特にカーボン−カーボン基本部品を組み立てて単一
最終部品を作る場合に顕著である。 ４ 生理学上の危険がベリリウムの使用に伴う。
都合がある。いわゆる「熱−構造」材料を使用する場
合、次のような不都合がある。 １ たとえば再突入ロケットカプセルのための熱的シー
ルドを作るのにこれらの材料を使用すると、所望の寸法
を有する単一部品を作るのが不可能ではないにしても非
常に困難である。しかしながら、この困難性は、たとえ
ば接着のような基本部品間の固着システムを設計するこ
とによって克服される。 ２ 長い設計サイクルのせいで非常に高価である。 ３ 設計サイクルの長さ、製造時または使用時に欠陥や
劣化が発見された場合の修理の困難性さらにはその不可
能性に起因する工業的な危険性を含んでいる。この特徴
は、特にカーボン−カーボン基本部品を組み立てて単一
最終部品を作る場合に顕著である。 ４ 生理学上の危険がベリリウムの使用に伴う。
【０００５】熱的絶縁材料および／または融蝕的絶縁材
料によって被覆されたフレーム構造体については、補強
されおよび／または軽量化されたシリコーン、あるいは
「カーボン／樹脂」コンパウンドまたは「シリカ／樹
脂」コンパウンドは、次のような不都合を有する。 １ この型式の保護手段では、材料にフレーム構造体を
加えた合計質量が大きくなる。 ２ 材料の気密性が高いので、物体を宇宙に発射する際
に排気ガスを熱的保護手段を介して外に排出することが
できない。したがって、熱的保護手段を通過しない経路
を介してガスを排出しなければならない。 ３ 惑星雰囲気に突入する際の熱流れ予測と比較して安
全ゆとり幅が不十分であること。上記ゆとり幅は、熱流
れの作用を受ける材料の劣化率に依存する。
料によって被覆されたフレーム構造体については、補強
されおよび／または軽量化されたシリコーン、あるいは
「カーボン／樹脂」コンパウンドまたは「シリカ／樹
脂」コンパウンドは、次のような不都合を有する。 １ この型式の保護手段では、材料にフレーム構造体を
加えた合計質量が大きくなる。 ２ 材料の気密性が高いので、物体を宇宙に発射する際
に排気ガスを熱的保護手段を介して外に排出することが
できない。したがって、熱的保護手段を通過しない経路
を介してガスを排出しなければならない。 ３ 惑星雰囲気に突入する際の熱流れ予測と比較して安
全ゆとり幅が不十分であること。上記ゆとり幅は、熱流
れの作用を受ける材料の劣化率に依存する。
【０００６】本発明は、外部とのガス交換が可能で、酸
化性雰囲気および非酸化性雰囲気に突入する際に遭遇す
る熱条件に耐えることができ、しかも保護構造の質量と
その価格との間のバランスが最良の、宇宙船や宇宙ミサ
イルのための熱的保護構造を提供することを目的として
いる。本発明はまた、非常に大きなサイズの様々な物体
に対する熱的保護構造の使用をより容易に且つより廉価
にすることを目的としている。
化性雰囲気および非酸化性雰囲気に突入する際に遭遇す
る熱条件に耐えることができ、しかも保護構造の質量と
その価格との間のバランスが最良の、宇宙船や宇宙ミサ
イルのための熱的保護構造を提供することを目的として
いる。本発明はまた、非常に大きなサイズの様々な物体
に対する熱的保護構造の使用をより容易に且つより廉価
にすることを目的としている。
【０００７】したがって、本発明により、断熱材料によ
って被覆されたフレーム構造体からなる型式の特に宇宙
船のような物体を熱的に保護するための装置において、
上記断熱材料は短いカーボン繊維結合体またはシリカ繊
維結合体から作られ、該繊維は同じ成分または適当な樹
脂からなるバインダによって結合され、上記結合体は少
なくとも単体要素の形態で用いられ上記フレーム構造体
にしたがう形状と寸法を有しフレーム構造体に接着され
ることを特徴とする装置が提供される。
って被覆されたフレーム構造体からなる型式の特に宇宙
船のような物体を熱的に保護するための装置において、
上記断熱材料は短いカーボン繊維結合体またはシリカ繊
維結合体から作られ、該繊維は同じ成分または適当な樹
脂からなるバインダによって結合され、上記結合体は少
なくとも単体要素の形態で用いられ上記フレーム構造体
にしたがう形状と寸法を有しフレーム構造体に接着され
ることを特徴とする装置が提供される。
【０００８】上記結合体は直径が１０μｍ以下で且つ長
さが７００μｍ以下の繊維からなり、上記結合体の比重
は約０．２乃至約０．５であることが好ましい。上記材
料は非常に高い多孔率を有し、その体積の８０％を超え
るような多孔率でもよい。こうして、保護される物体の
発射段階におけるガス排出の問題が考慮されている。ま
た、この型式の材料は、宇宙探査用ロケットやロケット
カプセルの熱的シールドのように、フレーム構造体を覆
うために設計されたスラブまたはタイル型式のモジュー
ル要素を作るのに、その製造時また型成形時において容
易に適合される。さらに、特に雰囲気内に突入する際、
上記要素の外側面の幾何学的形状を保持するのに十分な
剛性を有する。
さが７００μｍ以下の繊維からなり、上記結合体の比重
は約０．２乃至約０．５であることが好ましい。上記材
料は非常に高い多孔率を有し、その体積の８０％を超え
るような多孔率でもよい。こうして、保護される物体の
発射段階におけるガス排出の問題が考慮されている。ま
た、この型式の材料は、宇宙探査用ロケットやロケット
カプセルの熱的シールドのように、フレーム構造体を覆
うために設計されたスラブまたはタイル型式のモジュー
ル要素を作るのに、その製造時また型成形時において容
易に適合される。さらに、特に雰囲気内に突入する際、
上記要素の外側面の幾何学的形状を保持するのに十分な
剛性を有する。
【０００９】シールドの特定領域にしたがっておよび／
または雰囲気突入条件およびその雰囲気の性質にしたが
って材料を選定することにより、本発明の構造の適用多
様性が増加する。したがって、たとえば酸化性雰囲気を
通過しなければならないシールドに対してシリカ結合体
を使用し、非酸化性雰囲気を通過しなければならないシ
ールドに対してはカーボン結合体を使用することができ
る。いずれにしても、これらのタイプの材料は風化（粉
砕）し易いため、材料の外側にさらされている面には耐
風化処理がなされるのが好ましい。耐風化処理は、たと
えば公知タイプのプラスチック保護フィルム被覆の形態
をとる。
または雰囲気突入条件およびその雰囲気の性質にしたが
って材料を選定することにより、本発明の構造の適用多
様性が増加する。したがって、たとえば酸化性雰囲気を
通過しなければならないシールドに対してシリカ結合体
を使用し、非酸化性雰囲気を通過しなければならないシ
ールドに対してはカーボン結合体を使用することができ
る。いずれにしても、これらのタイプの材料は風化（粉
砕）し易いため、材料の外側にさらされている面には耐
風化処理がなされるのが好ましい。耐風化処理は、たと
えば公知タイプのプラスチック保護フィルム被覆の形態
をとる。
【００１０】本発明による単体モジュール要素が容易に
製造され且つ取り付けられるので、比重が０．５以下の
結合体を使用することにより、上述した熱的絶縁材料お
よび／または融蝕的絶縁材料によって被覆された構造体
よりもわずかに軽量で且つより安価な保護構造体を作る
ことが可能になる。当業者に公知の方法にしたがいシリ
コーン接着剤で単に接着することによって、取り付けを
容易に行うことができる。スラブまたはタイル間に挿入
されるタイプの接着結合によって、スラブまたはタイル
は並んで取り付けられてモザイク状の被覆を形成する。
製造され且つ取り付けられるので、比重が０．５以下の
結合体を使用することにより、上述した熱的絶縁材料お
よび／または融蝕的絶縁材料によって被覆された構造体
よりもわずかに軽量で且つより安価な保護構造体を作る
ことが可能になる。当業者に公知の方法にしたがいシリ
コーン接着剤で単に接着することによって、取り付けを
容易に行うことができる。スラブまたはタイル間に挿入
されるタイプの接着結合によって、スラブまたはタイル
は並んで取り付けられてモザイク状の被覆を形成する。
【００１１】本発明の他の特徴および利点は、本発明に
したがう装置の幾つかの実施例の以下の説明によって明
らかになる。以下の説明は例示的に過ぎず、添付図面を
参照してなされる。
したがう装置の幾つかの実施例の以下の説明によって明
らかになる。以下の説明は例示的に過ぎず、添付図面を
参照してなされる。
【００１２】図１には、本発明による熱的保護装置が外
側面に取り付けられたドーム形状の熱的シールド構造を
備えたフレーム構造体１が示されている。図１は、上記
構造体を球欠断面にしたがって示している。フレーム構
造体１は、金属フレームまたはたとえば高モジュラスカ
ーボンで作られた繊維によって覆われたハネカムコア組
立体からなる構造体である。ハネカムコア組立体は、
「ＮＩＤＡ」の商標を付して本出願人によって市販され
ている。図１の左手側にはシールドの周辺領域を示し、
右手側には中央領域を示している。
側面に取り付けられたドーム形状の熱的シールド構造を
備えたフレーム構造体１が示されている。図１は、上記
構造体を球欠断面にしたがって示している。フレーム構
造体１は、金属フレームまたはたとえば高モジュラスカ
ーボンで作られた繊維によって覆われたハネカムコア組
立体からなる構造体である。ハネカムコア組立体は、
「ＮＩＤＡ」の商標を付して本出願人によって市販され
ている。図１の左手側にはシールドの周辺領域を示し、
右手側には中央領域を示している。
【００１３】本発明にしたがってフレーム構造体１の外
側面に付設された被覆部は、カーボン結合体またはシリ
カ結合体で作られた幾つかの個別のスラブ２からなる。
各スラブ２は必ずしも同じ形状および同じ寸法である必
要はないし、同じ性質のものである必要もない。しかし
ながら、シールドの形状特に曲率に依存し、且つスラブ
がシールドに取り付けられる領域に依存する。カーボン
結合体またはシリカ結合体は公知材料であり、カーボン
繊維またはシリカ繊維を主として同じ成分からなるバイ
ンダによって結合したものである。カーボン繊維または
シリカ繊維の直径は１０μｍ以下であり、その長さは７
００μｍ以下であるのが好ましい。
側面に付設された被覆部は、カーボン結合体またはシリ
カ結合体で作られた幾つかの個別のスラブ２からなる。
各スラブ２は必ずしも同じ形状および同じ寸法である必
要はないし、同じ性質のものである必要もない。しかし
ながら、シールドの形状特に曲率に依存し、且つスラブ
がシールドに取り付けられる領域に依存する。カーボン
結合体またはシリカ結合体は公知材料であり、カーボン
繊維またはシリカ繊維を主として同じ成分からなるバイ
ンダによって結合したものである。カーボン繊維または
シリカ繊維の直径は１０μｍ以下であり、その長さは７
００μｍ以下であるのが好ましい。
【００１４】繊維は、同じ成分または適当な樹脂のバイ
ンダによって結合される。カーボン結合体はカーボンに
よって結合されたカーボン繊維からなり、シリカ結合体
はシリカまたはフェノール樹脂（formo-phenolic) で作
られたバインダによって結合されたシリカ繊維からな
る。上記材料、特にシリカ結合体を作るには、本出願人
によって出願されたフランス国特許第２，４８９，８１
２号を参照することができる。本発明にしたがい、比重
が約０．２乃至約０．５の結合体を使用するのが好まし
い。
ンダによって結合される。カーボン結合体はカーボンに
よって結合されたカーボン繊維からなり、シリカ結合体
はシリカまたはフェノール樹脂（formo-phenolic) で作
られたバインダによって結合されたシリカ繊維からな
る。上記材料、特にシリカ結合体を作るには、本出願人
によって出願されたフランス国特許第２，４８９，８１
２号を参照することができる。本発明にしたがい、比重
が約０．２乃至約０．５の結合体を使用するのが好まし
い。
【００１５】上記材料は顕著な温度安定特性を有し、多
孔性である。また、雰囲気内に突入する際にもこの材料
で作った要素の外表面の幾何学的形状を維持するのに十
分な剛性を有する。さらに、機械加工または型成形によ
って、被覆されるべき物体に適合するような寸法および
形状を容易に実現することができる。シールドの円周部
分であって曲率が著しく増加する領域１ａでは、シール
ドの正確な曲率に適合するようにスラブ２ａが形成され
ている。スラブ２、２ａの多孔率は極端に高くてもよ
く、たとえばスラブ体積の８０％を超えていてもよい。
孔性である。また、雰囲気内に突入する際にもこの材料
で作った要素の外表面の幾何学的形状を維持するのに十
分な剛性を有する。さらに、機械加工または型成形によ
って、被覆されるべき物体に適合するような寸法および
形状を容易に実現することができる。シールドの円周部
分であって曲率が著しく増加する領域１ａでは、シール
ドの正確な曲率に適合するようにスラブ２ａが形成され
ている。スラブ２、２ａの多孔率は極端に高くてもよ
く、たとえばスラブ体積の８０％を超えていてもよい。
【００１６】上記材料の高い多孔率によりガスが通過す
るが、これこそ発射段階において発生したガスを上記シ
ールドを備えた物体の外に排出することができるように
求められている所望の特性である。そして、地球の大気
圏内に再突入したり別の惑星雰囲気内に突入するとき、
物体の周りにおける非常に高速なガス流れに起因するよ
うな大きな温度増加がフレーム構造体１についてあまり
発生しないことが検証されている。スラブ２、２ａの形
成が容易なことにより、特にシールドの中央領域（図１
の右手側部分）において最大ブレーキ表面を提供するの
に最も適した形状を外側面に付与することが可能にな
る。
るが、これこそ発射段階において発生したガスを上記シ
ールドを備えた物体の外に排出することができるように
求められている所望の特性である。そして、地球の大気
圏内に再突入したり別の惑星雰囲気内に突入するとき、
物体の周りにおける非常に高速なガス流れに起因するよ
うな大きな温度増加がフレーム構造体１についてあまり
発生しないことが検証されている。スラブ２、２ａの形
成が容易なことにより、特にシールドの中央領域（図１
の右手側部分）において最大ブレーキ表面を提供するの
に最も適した形状を外側面に付与することが可能にな
る。
【００１７】スラブ２、２ａはフレーム構造体１に付設
され、すでに公知の方法によってさらに特定すればシリ
コーン接着剤によって接着される。この接着層が図１で
は参照番号３によって示されている。一般的には、接着
層３は使用前に予めガス抜き（脱泡）するか、もしくは
使用後にガス抜きされる。接着層３は、スラブ−フレー
ム構造体インターフェースの全領域において連続ではな
い。スラブ−フレーム構造体ユニットの所望の多孔性を
維持するために、接着層３にはところどころに空隙が設
けられている。接着は、場合によっては図２および図３
に示すように、たとえば金属ラグまたは爪を利用した機
械的結合によって行うこともできる。図２は、２つの隣
接するスラブ２が直角部４によってどのように連結され
ているかを示している。
され、すでに公知の方法によってさらに特定すればシリ
コーン接着剤によって接着される。この接着層が図１で
は参照番号３によって示されている。一般的には、接着
層３は使用前に予めガス抜き（脱泡）するか、もしくは
使用後にガス抜きされる。接着層３は、スラブ−フレー
ム構造体インターフェースの全領域において連続ではな
い。スラブ−フレーム構造体ユニットの所望の多孔性を
維持するために、接着層３にはところどころに空隙が設
けられている。接着は、場合によっては図２および図３
に示すように、たとえば金属ラグまたは爪を利用した機
械的結合によって行うこともできる。図２は、２つの隣
接するスラブ２が直角部４によってどのように連結され
ているかを示している。
【００１８】直角部４は、フレーム構造体の一部をなす
金属プレート６にたとえばリベット５（図２）によって
直角部自体を固定するためのウィング部４ａと、両側に
延びる爪７を備えたウィング部４ｂとからなる。この爪
７は、隣接する２つのスラブ２の縁端部に食い込むよう
に設計されている。ウィング部４ａに並行して、スラブ
２の内側面にはウィング部４ａおよびリベット５の頭部
を収容するために機械加工された凹部８が設けられ、こ
の結果スラブの外側面が平坦になるようになっている。
スラブ２、２ａは並列に互いに一定距離隔てて位置決め
されている。スラブ間の結合９には、接着層３に使用さ
れた接着剤と類似であって同じ条件で適用される接着剤
が充填されている。
金属プレート６にたとえばリベット５（図２）によって
直角部自体を固定するためのウィング部４ａと、両側に
延びる爪７を備えたウィング部４ｂとからなる。この爪
７は、隣接する２つのスラブ２の縁端部に食い込むよう
に設計されている。ウィング部４ａに並行して、スラブ
２の内側面にはウィング部４ａおよびリベット５の頭部
を収容するために機械加工された凹部８が設けられ、こ
の結果スラブの外側面が平坦になるようになっている。
スラブ２、２ａは並列に互いに一定距離隔てて位置決め
されている。スラブ間の結合９には、接着層３に使用さ
れた接着剤と類似であって同じ条件で適用される接着剤
が充填されている。
【００１９】カーボン結合体によって作られたスラブに
ついては、シールドの壁体に沿ったガス流れの作用によ
ってカーボン結合体が風化し易いので、スラブ表面を処
理した方がよい。この耐風化処理は、当業者に知られた
方法によってたとえばスラブの外側面にプラスチックフ
ィルムを接着することからなる。上記フィルムは、熱的
保護のための装置全体の所望の多孔性を維持するために
穿孔されている。
ついては、シールドの壁体に沿ったガス流れの作用によ
ってカーボン結合体が風化し易いので、スラブ表面を処
理した方がよい。この耐風化処理は、当業者に知られた
方法によってたとえばスラブの外側面にプラスチックフ
ィルムを接着することからなる。上記フィルムは、熱的
保護のための装置全体の所望の多孔性を維持するために
穿孔されている。
【００２０】上記フィルムは図１の左手側において参照
番号１０で示され、フレーム構造体１にスラブ２、２ａ
を固定した直後に取り付けられる。図１の右手側におい
て、スラブ２にはフィルム１１が設けられている。しか
しながら、このフィルム１１はスラブがフレーム構造体
に固定される前にスラブに取り付けられたものである。
各スラブ２に個別のフィルム１１はスラブの４つの側面
にはみ出し、スラブ間の接着結合部９はスラブのフィル
ムと接している。
番号１０で示され、フレーム構造体１にスラブ２、２ａ
を固定した直後に取り付けられる。図１の右手側におい
て、スラブ２にはフィルム１１が設けられている。しか
しながら、このフィルム１１はスラブがフレーム構造体
に固定される前にスラブに取り付けられたものである。
各スラブ２に個別のフィルム１１はスラブの４つの側面
にはみ出し、スラブ間の接着結合部９はスラブのフィル
ムと接している。
【００２１】カーボンスラブ２、２ａは、地球以外の幾
つかの惑星において存在するような非酸化性雰囲気に遭
遇する可能性の高いシールド、探査用フレーム構造体、
宇宙ロケットカプセルや他の宇宙物体や宇宙船の熱的保
護に使用されるのが好ましい。地球大気圏内のような酸
化性雰囲気では、酸化の危険性のためにカーボンを使用
することができない。この場合、スラブがシリカ結合体
によって作られる。熱的に保護すべきフレーム構造体の
表面が非常に小さい場合、所望の形状および寸法に対応
した１つのスラブまたはその類似物だけを使用すること
ができる。
つかの惑星において存在するような非酸化性雰囲気に遭
遇する可能性の高いシールド、探査用フレーム構造体、
宇宙ロケットカプセルや他の宇宙物体や宇宙船の熱的保
護に使用されるのが好ましい。地球大気圏内のような酸
化性雰囲気では、酸化の危険性のためにカーボンを使用
することができない。この場合、スラブがシリカ結合体
によって作られる。熱的に保護すべきフレーム構造体の
表面が非常に小さい場合、所望の形状および寸法に対応
した１つのスラブまたはその類似物だけを使用すること
ができる。
【００２２】一般的に、本発明による被覆のモジュール
構造により、予め標準寸法のスラブ、タイルまたはその
類似物を作り、フレーム構造体に取り付ける前に適合性
チェックを行うことが可能になる。使用可能な材料の多
様性により、種々の条件に最も適合した型式の材料を選
択することが可能になる。こうして、たとえばシールド
領域に応じて様々な形状および性質（カーボンまたはシ
リカ）のスラブまたはその類似物を同一シールドに適用
することが可能になる。
構造により、予め標準寸法のスラブ、タイルまたはその
類似物を作り、フレーム構造体に取り付ける前に適合性
チェックを行うことが可能になる。使用可能な材料の多
様性により、種々の条件に最も適合した型式の材料を選
択することが可能になる。こうして、たとえばシールド
領域に応じて様々な形状および性質（カーボンまたはシ
リカ）のスラブまたはその類似物を同一シールドに適用
することが可能になる。
【００２３】さらに、保護構造体の製作中にまたはその
使用後に欠陥または劣化が発見されれば、欠陥のあるス
ラブまたはその類似物あるいは損傷したスラブまたはそ
の類似物を交換するために局部的に介入することによっ
て、すなわち構造体全体を無駄にすることなく、本発明
による熱的保護被覆の修理をより容易に且つより廉価に
なされる。
使用後に欠陥または劣化が発見されれば、欠陥のあるス
ラブまたはその類似物あるいは損傷したスラブまたはそ
の類似物を交換するために局部的に介入することによっ
て、すなわち構造体全体を無駄にすることなく、本発明
による熱的保護被覆の修理をより容易に且つより廉価に
なされる。
【００２４】上述のような熱的な多孔性被覆構造体の様
々な利点によって、この被覆構造体の質量とその価格と
の間の良好なバランスを得ることが可能になる。最後
に、本発明は上述した実施例に限定されることなく、本
発明の範囲を逸脱することなくすべての変形例を含んで
いる。
々な利点によって、この被覆構造体の質量とその価格と
の間の良好なバランスを得ることが可能になる。最後
に、本発明は上述した実施例に限定されることなく、本
発明の範囲を逸脱することなくすべての変形例を含んで
いる。
【図１】本発明にしたがう被覆を備えたフレーム構造体
の断面図であって、左手側には第１実施例を右手側には
変形例を示す図である。
の断面図であって、左手側には第１実施例を右手側には
変形例を示す図である。
【図２】図１の被覆をフレーム構造体に固定するための
もう１つのモードを示す図である。
もう１つのモードを示す図である。
【図３】線III −III に沿った図２の装置の断面図であ
る。
る。
１ フレーム構造体 ２ スラブ ３ 接着層 ４ 直角部 ４ａ ウィング部 ４ｂ ウィング部 ５ リベット ６ 金属プレート ７ 爪 ８ 凹部 ９ 結合部 １０ フィルム １１ フィルム
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ピエール パロ フランス国 33200 ボルドー アヴニュ サン アマン 23 (72)発明者 フィリップ エルマン フランス国 33160 サン ムダール ア ン ジャレ リュ ポール ドゥトマ 34 (72)発明者 フィリップ ラランヌ フランス国 33000 ボルドー リュ ド ュ トンデュ 178 (72)発明者 ジャン−ルイ チスヌ フランス国 33127 マルチニャ アレ サンジュリヤン ４
Claims (12)
- 【請求項１】 断熱材料によって被覆されたフレーム構
造体からなる型式の特に宇宙船のような物体を熱的に保
護するための装置において、 上記断熱材料は短いカーボン繊維結合体またはシリカ繊
維結合体から作られ、該繊維は同じ成分または適当な樹
脂からなるバインダによって結合され、上記結合体は少
なくとも単体要素の形態で用いられ上記フレーム構造体
にしたがう形状と寸法を有しフレーム構造体に接着され
ることを特徴とする装置。 - 【請求項２】 上記結合体は、直径が１０μｍ以下で且
つ長さが７００μｍ以下の繊維からなることを特徴とす
る請求項１に記載の装置。 - 【請求項３】 上記結合体の比重は、約０．２乃至約
０．５であることを特徴とする請求項１または２に記載
の装置。 - 【請求項４】 モザイク状に並んで取り付けられたスラ
ブ、タイルまたはその類似物の形態をした幾つかの要素
からなることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１
項に記載の装置。 - 【請求項５】 上記スラブまたはその類似物の内側面と
上記フレーム構造体の表面との間には、固定用接着層が
不連続に挿入されていることを特徴とする請求項４に記
載の装置。 - 【請求項６】 上記固定用接着層は、隣接するスラブま
たはその類似物の間において許容される間隔で挿入され
ていることを特徴とする請求項４または５に記載の装
置。 - 【請求項７】 上記要素、すなわちスラブまたはその類
似物の外側面は耐風化処理がなされていることを特徴と
する請求項１乃至６のいずれか１項に記載の装置。 - 【請求項８】 上記耐風化処理は、プラスチック穿孔フ
ィルムを接着することからなることを特徴とする請求項
７に記載の装置。 - 【請求項９】 上記プラスチックフィルムは、上記要
素、すなわちスラブまたはその類似物がフレーム構造体
に取り付けられた直後に、上記要素に取り付けられるこ
とを特徴とする請求項８に記載の装置。 - 【請求項１０】 上記プラスチックフィルムは、上記要
素、すなわちスラブまたはその類似物がフレーム構造体
に取り付けられる前に上記要素に取り付けられ、上記要
素の側面を覆っていることを特徴とする請求項８に記載
の装置。 - 【請求項１１】 上記要素、すなわちスラブまたはその
類似物は互いに接着され、適当なラグまたは爪を保持す
る装置によって機械的に結合されていることを特徴とす
る請求項１乃至１０のいずれか１項に記載の装置。 - 【請求項１２】 請求項１乃至１１のいずれか１項に記
載の装置に適合して作られた構造を有し、フレーム構造
体がハネカムコア型式の組立体とカーボン繊維織物被覆
とからなることを特徴とする、宇宙探査用ロケット、宇
宙ロケットカプセルまたはその類似物を熱的に保護する
シールド。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9205260A FR2690499B1 (fr) | 1992-04-23 | 1992-04-23 | Dispositif de protection thermique d'un objet et structure, notamment bouclier thermique, ainsi obtenue. |
| FR9205260 | 1992-04-23 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0687499A true JPH0687499A (ja) | 1994-03-29 |
Family
ID=9429354
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5119063A Pending JPH0687499A (ja) | 1992-04-23 | 1993-04-22 | 物体を熱的に保護する装置および熱的シールド |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5511747A (ja) |
| EP (1) | EP0567417B1 (ja) |
| JP (1) | JPH0687499A (ja) |
| CA (1) | CA2094331A1 (ja) |
| DE (1) | DE69303420T2 (ja) |
| ES (1) | ES2091583T3 (ja) |
| FR (1) | FR2690499B1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010540322A (ja) * | 2007-09-25 | 2010-12-24 | ザ・ボーイング・カンパニー | 翼フェアリングの製造および取り付け方法 |
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| US6558785B1 (en) | 1998-08-07 | 2003-05-06 | Lockheed Martin Corporation | Insulated reentry heat shield |
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| US7572311B2 (en) | 2002-10-28 | 2009-08-11 | Geo2 Technologies, Inc. | Highly porous mullite particulate filter substrate |
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| US7211232B1 (en) | 2005-11-07 | 2007-05-01 | Geo2 Technologies, Inc. | Refractory exhaust filtering method and apparatus |
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- 1992-04-23 FR FR9205260A patent/FR2690499B1/fr not_active Expired - Fee Related
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-
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